各种海情下低空飞行导弹的分析

对影响掠海飞行导弹性能和操纵能力的非定常气动力效应进行了初步研究,旨在确定能使非定常气动力对导弹飞行产生不利影响的各种飞行条件（海情,导弹速度及大气现象）。作用在导弹上的非定常气动力是由阵风引起的,而阵风又是由于海浪的周期性和恶劣的大气现象（例如,飑风）造成的。文章将讨论（以跨音速小扰动和单位阶跃理论为基础的、用于简化导弹的）非定常气动力预测方法与可用于模拟高度控制的自动驾驶仪的仿真方法相结合的可能性。为了确定非定常气动力对导弹飞行的影响,对各种海情进行了仿真研究。研究表明,导弹在恶劣海情或飑风情况下,会出现控制问题。     

大姿控力矩直/气复合控制方法研究

为使拦截弹拦截高速机动目标时,具有快速产生较大过载的能力,提出一种直接力/气动力复合控制方法。该方法采用大姿控力矩,能够快速建立拦截弹的攻角。理论计算了引入直接力提升导弹过载响应性能的能力,对比分析了纯气动力控制和直/气复合控制过载响应能力,仿真结果表明,采用纯气动力控制很难大幅提升系统过载响应速度,而利用大姿控力矩直/气复合控制,系统过载响应速度能够显著提升,使控制效果达到最优。     

H∞控制理论在阵风缓和控制中的应用

针对民用飞机阵风缓和控制系统的设计,采用了H∞控制理论的方法,研究了多变量控制理论在阵风缓和控制系统中的应用.针对Dryden频谱函数,采用有理谱建模理论,得到了成型滤波器并建立了阵风的线性状态空间模型.研究了阵风干扰对飞机的影响,明确了迎角是阵风干扰与飞机运动参数之间耦合关系的关键所在,进而建立了飞机-阵风综合系统数学模型.应用输出反馈Ha标准控制算法设计了阵风缓和系统的控制器,仿真结果表明,其抑制阵风干扰的性能、稳定鲁棒性、抑制测量噪声的能力都较强.     

基于OLS算法的导弹气动系数模型优选

针对导弹控制系统中的气动力建模问题,将正交最小二乘法用于模型结构优选,并提出一种候选模型集预处理方法,用以剔除模型中的相关项在此基础上建立了导弹气动力模型优选方法。将其应用于一种导弹滚转力矩系数模型,进行了仿真计算,取得了与风洞试验数据一致的计算结果。结果显示该方法在导弹气动力建模中有效可行,为构建最优化的模型结构提供指导。     

直接侧向力与气动力复合控制技术综述

基于直接侧向力与气动力复合控制的高精度快响应制导控制技术是新一代大气层内飞行器精确制导的核心技术,具有强烈的军事需求和广泛的应用背景.直接侧向力/气动力复合控制是指通过导弹侧喷发动机(或喷嘴)所产生的直接侧向力与气动力的共同作用,产生复合力,对导弹进行复合控制,实现大幅度提高导弹快速响应能力和机动能力的控制方式.     

基于最大熵谱估计验证战术导弹的气动模型

现代谱估计方法是验证系统仿真模型的有效方法。战术导弹飞行试验的遥、外测数据记录了大量的过程参数,可以利用这些参数进行气动力和气动力矩的计算,与飞行试验过程参数进行分析比较。应用最大熵谱估计检验导弹的气动力和气动力矩模型的可信性,可以给出定量的结果。文章给出的方法可以作为战术导弹气动参数模型研究的一种辅助手段。     

不确定阵风缓和控制系统在无人机上的应用

随着无人机技术的发展,机载设备越来越精密,对无人机飞行品质和承载品质也提出了更高的要求.将一种不确定阵风缓和系统应用在无人机上.该系统利用无人机同向副翼协同升降舵产生直接升力来抵偿阵风产生的附加过载,采用优化理论设计了不确定阵风缓和控制律.仿真实验表明,应用该系统的无人机在不确定阵风干扰下的阵风缓和率明显提高,同时,无人机的操纵性也有略为改善.     

可控翼伞气动力及雀降操纵力仿真计算

本文建立了可控翼伞气动力计算的等效翼型—柔性模型以及雀降操纵力计算的双体铰接模型。用曲面涡格法对翼伞的气动力进行了计算,在此基础上,对翼伞的雀降操纵力也进行了计算。     

导弹气动伺服弹性稳定性分析

导弹气动伺服弹性稳定性分析是导弹受控舵面设计的一个重要问题。针对防空导弹的特点 ,采用气动力导数加下洗修正的非定常气动力方法来计算其气动力。在气动弹性运动方程的建立和气动弹性环节传递函数的确定上 ,采用了传统的主模态法 ,在此基础上 ,利用乃奎斯特法对导弹进行了气动伺服弹性稳定性分析和稳定裕度分析。     

高空轨控式直接侧向力/气动力复合控制方法北大核心

针对高空条件下导弹过载能力有限的情况,提出一种轨控式直接侧向力/气动力复合控制方法。首先,对侧向推力比例调节的轨控式直接侧向力/气动力复合控制导弹建立数学模型。然后,考虑质心漂移和侧喷流场干扰影响,设计滑模鲁棒控制器,实现气动控制部分姿态稳定功能。最后,建立轨控发动机推力模型,设计分档控制的轨控侧向力开机策略,实现直接力控制跟踪过载指令功能。仿真结果表明,与相同高度、速度条件下的单纯气动控制方法相比较,轨控式直接侧向力/气动力复合控制方法可以有效提高导弹快速响应能力和机动能力。     

旋转弹丸空气动力特性数值解法

为提高在弹道计算和弹丸设计中弹丸空气动力系数精度,采用隐式LU算法求解N S方程并考虑代数湍流模型,在旋转物面边界条件下计算弹丸的阻力、升力、俯仰力矩、滚转阻尼力矩、马格努斯力和力矩。通过对美国T388等弹丸的气动力系数计算并与弹道靶试验数据进行比较,以及对某榴弹的气动力计算结果在弹道计算中进行应用分析,表明用数值模拟得到的旋转弹丸空气动力系数好于以前用工程方法给出的结果。     

高空轨控式直接侧向力/气动力复合控制方法

针对高空条件下导弹过载能力有限的情况,提出一种轨控式直接侧向力/气动力复合控制方法。首先,对侧向推力比例调节的轨控式直接侧向力/气动力复合控制导弹建立数学模型。然后,考虑质心漂移和侧喷流场干扰影响,设计滑模鲁棒控制器,实现气动控制部分姿态稳定功能。最后,建立轨控发动机推力模型,设计分档控制的轨控侧向力开机策略,实现直接力控制跟踪过载指令功能。仿真结果表明,与相同高度、速度条件下的单纯气动控制方法相比较,轨控式直接侧向力/气动力复合控制方法可以有效提高导弹快速响应能力和机动能力。     

某型非圆截面布撒器气动特性计算

飞机干扰条件下的非圆截面布撒器的气动力计算是新型航空布撒器研制中的关键技术之一.对伍德沃德提出的面元法加以改进,用改进的面元法计算了在飞机干扰下某型非圆截面布撒器的气动力,与无干扰条件下的计算结果进行了比较,并作了简要分析.     

电视制导无人攻击机可攻击域研究

分析了电视制导无人攻击机的制导原理,建立了该电视制导无人攻击机空间六自由度运动方程组,给出了电视制导无人攻击机控制系统数学模型和控制信号的形成模型。在气动力参数的处理上,用最小二乘法拟合技术建立了电视制导无人攻击机的气动力参数模型,保证了参数理论求解的精度。最后对电视制导无人攻击机的可攻击域进行仿真计算,分析了影响可攻击域的因素,验证了电视制导无人攻击机的攻击能力。     

变化风场对气象火箭射高的影响

建立了变化风场的气动力模型 ,讨论了风梯度的气动力效应。对气象火箭在弹道风和变化风场中的飞行轨迹进行了数值仿真。计算结果表明 :该模型正确合理 ,与实际飞行结果吻合好。     

直接侧向力与气动力复合控制系统的反步法设计研究

研究在导弹控制中采用直接侧向力与气动力复合控制技术,以提高导弹响应过载指令的速度.针对复合控制动力学模型提出了虚拟控制的概念,采用反步法设计稳定回路的控制律,应用Lyapunov稳定性定理进行稳定性分析,按一定的原则将虚拟控制指令在舵与脉冲发动机之间进行分配.实验结果表明该方法设计的复合控制导弹能够快速的响应过载指令.     

用动网格法计算理想平板的颤振导数

提出了一种数值模拟振动的理想平板绕流场 ,并提取其气动导数的方法。时间相关的不可压N S方程采用Projetion 2格式解耦 ,关于中间速度的动量方程的时间和空间离散采用二阶半隐格式 ,压力Possion方程迭代用多层网格法加速收敛。分别计算平板作竖向强迫振动或扭转强迫振动的气动力 ,用动网格法考虑平板和气流的耦合作用。由计算得到的气动力用最小二乘法确定 8个气动导数。计算结果和理想平板的Theodorsen理论值有较好的一致性     

超声速弹箭阻力系数随高度变化的计算方法研究

基于气体分子动力学的理论分析了不同飞行高度下弹箭气动力的计算模型及工程计算方法,通过计算和分析不同高度下阻力系数的变化量及其对弹箭射程的影响,得出30 km以下阻力系数随高度的变化是射程主要影响因素的结论.基于参考焓方法分析了30 km以下不同来流参数时阻力系数的影响,将不同来漉温度对边界层影响的计算问题转化为同一来流温度不同来流密度下的边界层计算问题,从而简化了影响阻力系数的来流参数,并得到了一个阻力系数随高度变化的实用计算方法,可用于计算阻力系数随高度变化对超远程弹箭射程的影响.     

阵风战斗机

阵风战斗机法国由于不同意欧洲战斗机协议的各伙伴国对此机的要求（特别是重量和尺寸）,在１９８５年与之分手而决定进行研制它自己的未来的战斗机,Ｄａｓｓａｕｌｔ航空公司的“阵风”将满足其要求。现有四种类型阵风：阵风Ａ是技术验证机;阵风Ｂ是双座教练机;阵风Ｄ...     

NASA研制成计算流体动力学软件包

ＮＡＳＡ研制成计算流体动力学软件包当前,计算机的计算功能很强,但也有一些局限性。１０多年以来,气动力的研究主要是在二维流方面开展工作,并用二维流理论分析某些飞机的零部件。现可利用更为真实和更为完整的仿真模型进行三维流的仿真。位于美国加利福尼亚州山景市...